CN110219749A - 热交换器 - Google Patents

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Abstract

一种用于涵道风扇燃气涡轮发动机的热交换器具有低温侧和多个高温侧。所述热交换器被构造成使得热从流过所述高温侧的相应的发动机流体中被提取，并且被所述发动机的旁路气流的一部分接收，所述旁路气流的所述部分在通过风扇涵道时通过所述热交换器的所述低温侧转向，从而冷却所述发动机流体。

Description

热交换器
技术领域
本公开涉及一种用于涵道风扇（ducted fan）燃气涡轮发动机的热交换器。
背景技术
传统上，由航空燃气涡轮发动机提供动力的发电机使用发动机油来冷却。该发动机油继而被冷却，并且一种选择是使用燃料油热交换器，该燃料油热交换器将来自发动机油的热传递到用于发动机的燃料流中。
还已知将热交换器安装到涵道风扇燃气涡轮发动机的悬挂架（suspensionpylon）。特别地，这样的挂架通常延伸穿过发动机的风扇涵道，以便将发动机安装到机身，并且热交换器可以被用于使用通过发动机的风扇涵道的较冷的环境空气来冷却从发动机的压缩机部段排出的热压缩空气。然后，冷却的压缩空气可以被用在飞机中，例如用于除冰、机舱加压和装置的气动致动。
随着发动机的功率增加，发动机的冷却需求也增加，并且因此，对用于冷却发动机流体的热交换器提出了更高的要求。
发明内容
根据第一方面，提供了一种用于涵道风扇燃气涡轮发动机的热交换器，所述热交换器具有低温侧和多个高温侧，所述热交换器被构造成使得热从流过所述高温侧的相应的发动机流体中被提取，并且被所述发动机的旁路气流的一部分接收，所述旁路气流的所述部分在通过风扇涵道时通过所述热交换器的所述低温侧转向（diverted），从而冷却所述发动机流体。
有利地，通过在使用发动机的旁路气流来冷却流体的热交换器中冷却多种发动机流体，可以增强流体的冷却效果，特别是在较大的发动机中。此外，对多种流体使用这种类型的冷却允许热交换器容易适于适应不同的机身需求和冷却负担。例如，在不向飞机提供或向飞机提供减少量的压缩空气而是提供更多的电功率的“更电动”的发动机中，对发动机电气部件的冷却的需求增加，并且相应地减少了对压缩空气的冷却的需求；所述热交换器可以适应这种情况，例如，这是通过使更多的高温侧专用于冷却电气部件冷却剂，并且更少的专用于冷却压缩空气，和/或通过以专用于冷却压缩空气的高温侧的热交换效率为代价，来增强专用于冷却电气部件冷却剂的高温侧的热交换效率。因此，所述热交换器可以为各种发动机类型提供共同的热管理平台。
因此，在第二方面，提供了一种热交换系统，其包括根据第一方面的热交换器，并且还包括用于发动机流体的流动的相应回路，其中，每个回路都使相应的发动机流体在所述热交换器的所述相应的发动机流体的高温侧与发动机的相应部件之间的闭合回路中流动，所述相应的发动机流体作为用于所述部件的冷却剂。
例如，所述部件中的两个或更多个可以是电气部件。特别地，所述部件中的第一个部件可以是电机（例如，电动机或发电机），并且所述部件中的第二个部件可以是电功率转换器。
在第三方面，提供了一种涵道风扇燃气涡轮发动机，其具有根据第一方面的热交换器，或者具有根据第二方面的热交换系统。
现在将阐述本公开的可选特征。这些可选特征可单独应用或与本公开的任何方面以任何组合应用。
所述热交换器还可以被构造成使得所述低温侧使所述旁路气流的转向部分返回到所述风扇涵道。
方便地，所述热交换器可以用于安装到延伸穿过所述发动机的所述风扇涵道的悬挂架。
所述热交换器还可具有用于提取的热的热流路径，所述热流路径从与所述发动机流体接触的所述高温侧的表面延伸到与所述旁路气流的所述转向部分接触的所述低温侧的表面，所述路径是完全固态的。以这种方式，热交换器不需要采用例如在高温侧和低温侧之间的单独回路中传递热的中间流体。因此，热交换器可以是紧凑的，例如使得高温侧和低温侧二者都位于悬挂架处。
方便地，所述热交换器可以是壳管式热交换器，所述热交换器的所述低温侧由多个管形成，所述多个管传送所述旁路气流的所述转向部分，并且每个高温侧由相应的壳形成，所述相应的壳围绕所述管，并且相应的发动机流体流过所述相应的壳，使得所述管浸入所述发动机流体的流中。
所述高温侧可串联布置，使得所述旁路气流的所述转向部分在它流过所述低温侧时顺序地接收来自所述发动机流体的提取的热。特别地，高温侧可以被布置成使得具有较高冷却需求的发动机流体在系列中较前，使得它们在具有较低冷却需求的发动机流体之前被旁路气流的转向部分冷却。
所述多个高温侧可被构造成接收两种或更多种不同的发动机流体。例如，所述多个高温侧的发动机流体可以是水基、油基和空气基的。作为另一个示例，所述多个高温侧的发动机流体可以是水基的和空气基的。
所述热交换器可以具有用于相应的发动机流体的三个或更多个高温侧。例如，该三个高温侧的发动机流体可以相应地是水基、油基和空气基的。另一种可能性是发动机流体可以相应地是水基、水基和空气基的。
所述热交换器还可以具有所述低温侧和所述多个高温侧的复制体，使得每种发动机流体并行地流过两个高温侧。以这种方式，所述热交换器可以为冗余和改进的容错性提供附加的冷却通道。
如本文其他地方所述，本公开可涉及燃气涡轮发动机。这样的燃气涡轮发动机可包括发动机核心，其包括涡轮、燃烧器、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴。这样的燃气涡轮发动机可包括位于发动机核心的上游的风扇（具有风扇叶片）。
本公开的布置结构可以特别地但非排他地有益于通过齿轮箱来驱动的风扇。因此，燃气涡轮发动机可包括齿轮箱，其接收来自芯轴的输入，并将驱动输出到风扇，以便以比芯轴低的转速来驱动风扇。齿轮箱的输入可以直接来自芯轴，或者间接地来自芯轴，例如通过正齿轮轴（spur shaft）和/或齿轮。所述芯轴可以刚性地连接涡轮和压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转（而风扇以较低的速度旋转）。
如本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可具有任何合适的总体架构。例如，燃气涡轮发动机可具有连接涡轮和压缩机的任何期望数量的轴，例如一个、两个或三个轴。仅作为示例，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。发动机核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可以被布置成以比第一芯轴高的转速旋转。
在这样的布置结构中，第二压缩机可以轴向地定位在第一压缩机的下游。第二压缩机可以被布置成接收（例如直接接收，例如通过大致环形的涵道）来自第一压缩机的流。
齿轮箱可以被布置成通过芯轴（例如，在上述示例中为第一芯轴）来驱动，该芯轴被构造成以最低转速旋转（例如，在使用中）。例如，齿轮箱可以被布置成仅通过芯轴（例如，在上述示例中仅是第一芯轴，而不是第二芯轴）来驱动，该芯轴被构造成以最低转速旋转（例如，在使用中）。可替代地，齿轮箱可以被布置成通过任何一个或多个轴来驱动，例如上述示例中的第一和/或第二轴。
在如本文所描述和/或要求保护的任何燃气涡轮发动机中，燃烧器可轴向地设置在风扇和压缩机的下游。例如，在设置有第二压缩机的情况下，燃烧器可以直接处于第二压缩机的下游（例如，在其出口处）。作为另一示例，在设置有第二涡轮的情况下，可以将燃烧器的出口处的流提供到第二涡轮的入口。燃烧器可以被设置在涡轮的上游。
所述压缩机或每个压缩机（例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机）可包括任何数量的级，例如多级。每级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该定子叶片可以是可变定子叶片（因为它们的入射角可以是可变的）。所述一排转子叶片和所述一排定子叶片可以彼此轴向偏置。
所述涡轮或每个涡轮（例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮）可包括任何数量的级，例如多级。每级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。所述一排转子叶片和所述一排定子叶片可以彼此轴向偏置。
每个风扇叶片可以被定义为具有径向叶展，该径向叶展从径向内部的气体洗涤（gas-washed）位置或0%叶展位置处的根部（或毂）延伸到100%叶展位置处的末端。风扇叶片在毂处的半径与风扇叶片在末端处的半径的比可以小于（或近似于）以下各项中的任何一项，即：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。风扇叶片在毂处的半径与风扇叶片在末端处的半径的比可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。这些比通常可被称为毂末端比（hub-to-tip ratio）。毂处的半径和末端处的半径二者都可以在叶片的前缘（或轴向最前部）部分处测量。当然，毂末端比是指风扇叶片的气体洗涤部分，即处于任何平台径向外部的部分。
风扇的半径可以在发动机中心线和风扇叶片在其前缘处的末端之间测量。风扇直径（其可能只是风扇的半径的两倍）可大于（或近似于）以下任何一项：250cm（大约100英寸）、260cm、270cm（大约105英寸）、280cm（大约110英寸）、290cm（大约115英寸）、300cm（大约120英寸）、310cm、320cm（大约125英寸）、330cm（大约130英寸）、340cm（大约135英寸）、350cm、360cm（大约140英寸）、370cm（大约145英寸）、380cm（大约150英寸）或390cm（大约155英寸）。风扇直径可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。
风扇的转速在使用中可以变化。通常，对于具有较大直径的风扇，转速较低。仅作为非限制性示例，在巡航（cruise）状态下风扇的转速可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅作为另一非限制性示例，对于具有在从250cm至300cm（例如，250cm至280cm）的范围内的风扇直径的发动机，在巡航状态下风扇的转速可以在从1700rpm至2500rpm的范围内，例如在从1800rpm至2300rpm的范围内，例如在从1900rpm至2100rpm的范围内。仅作为另一非限制性示例，对于具有在从320cm至380cm的范围内的风扇直径的发动机，在巡航状态下风扇的转速可以在从1200rpm至2000rpm的范围内，例如在从1300rpm至1800rpm的范围内，例如在从1400rpm至1600rpm的范围内。
在燃气涡轮发动机的使用中，风扇（具有相关联的风扇叶片）绕旋转轴线旋转。这种旋转导致风扇叶片的末端以速度Utip移动。风扇叶片13对流完成的工作导致流的焓升dH。风扇末端载荷可以被定义为dH/Utip 2，其中，dH为风扇上的焓升（例如，1-D平均焓升），并且Utip为风扇末端的例如在末端的前缘处的（平移）速度（其可以定义为前缘处的风扇末端半径乘以角速度）。在巡航状态下的风扇末端载荷可大于（或近似于）以下任何一项：0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4（本段中的所有单位均为Jkg-1K-1/(ms-1)2）。风扇末端载荷可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。
根据本公开的燃气涡轮发动机可具有任何期望的旁通比（bypass ratio），其中，该旁通比被定义为在巡航状态下通过旁路涵道的流的质量流率与通过核心的流的质量流率之比。在一些布置结构中，该旁通比可以大于（或近似于）以下任何一项：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5或17。旁通比可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。旁路涵道可以是基本上环形的。旁路涵道可以处于核心发动机的径向外部。旁路涵道的径向外表面可以由机舱和/或风扇壳体限定。
如本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的总压力比可以被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机的出口处的滞止压力（在进入到燃烧器中之前）之比。作为非限制性示例，在巡航时如本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机的总压力比可以大于（或近似于）以下任何一项：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。
发动机的比推力（specific thrust）可以被定义为发动机的净推力除以通过发动机的总质量流量。在巡航状态下，本文所描述和/或要求保护的发动机的比推力可小于（或近似于）以下任何一项：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。比推力可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。与常规的燃气涡轮发动机相比，这样的发动机可能特别高效。
如本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可具有任何期望的最大推力。仅作为非限制性示例，如本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮机可能够产生至少（或近似于）以下任何一项的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。在发动机静止的情况下，上面提到的推力可以是加上15摄氏度的海平面处的标准大气条件下（环境压力101.3kPa，温度30摄氏度）的最大净推力。
在使用中，在高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。可称为TET的该温度可以在例如紧接在第一涡轮叶片的上游的燃烧器的出口处测量，该第一涡轮叶片本身可被称为喷嘴导向叶片。在巡航时，TET可以至少是（或近似于）以下任何一项：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。例如，在发动机的使用中，最大TET可以至少是（或近似于）以下任何一项：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可以处于由前一句中的任何两个值限定的包含性范围内（即，所述值可以形成上限或下限）。例如，最大TET可在高推力状态下发生，例如在最大起飞（MTO）状态下发生。
本文所描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼型部分可由任何合适的材料或材料的组合制成。例如，风扇叶片和/或翼型件的至少一部分可至少部分地由复合材料制造，例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，例如碳纤维等。作为另一示例，风扇叶片和/或翼型件的至少一部分可以至少部分地由金属制造，例如钛基金属或铝基材料（例如，铝锂合金）或钢基材料等。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可以具有保护性前缘，其可以使用比叶片的其余部分能够更好地抵抗冲击（例如，来自鸟类、冰或其他材料）的材料来制造。例如，这样的前缘可以使用钛或钛基合金来制造。因此，仅作为示例，风扇叶片可具有碳纤维或铝基主体（例如，铝锂合金），其具有钛的前缘。
如本文所描述和/或要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。风扇叶片可以以任何期望的方式附接到该中央部分。例如，每个风扇叶片都可包括固定装置，该固定装置可接合毂（或盘）中相对应的槽。仅作为示例，这样的固定装置可以呈燕尾形式，其可以插入到和/或接合毂/盘中相对应的槽，以便将风扇叶片固定到毂/盘。作为另一示例，风扇叶片可以与中央部分一体地形成。这样的布置结构可以称为整体叶盘或叶环（bling）。可以使用任何合适的方法来制造这样的整体叶盘或叶环。例如，风扇叶片的至少一部分可以由块加工而成，和/或风扇叶片的至少一部分可以通过例如线性摩擦焊接之类的焊接来附接到毂/盘。
本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可设有或可不设有可变面积喷嘴（VAN）。这样的可变面积喷嘴可以允许旁路涵道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可以应用于具有或不具有VAN的发动机。
如本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮机的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如16个、18个、20个或22个风扇叶片。
如本文所使用的，巡航状态可以指燃气涡轮发动机所附接到的飞机的巡航状态。这样的巡航状态按常规可以定义为中期巡航的状态，例如飞机和/或发动机在爬升的顶部和下降（decent）的开始之间的中点（就时间和/或距离而言）处所经历的状态。
仅作为示例，巡航状态下的前进速度可以是从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75马赫至0.85马赫，例如0.76马赫至0.84马赫，例如0.77马赫至0.83马赫，例如0.78马赫至0.82马赫，例如0.79马赫至0.81马赫，例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或者在从0.8马赫至0.85马赫的范围内。这些范围内的任何单一速度都可以是巡航状态。对于某些飞机，巡航状态可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅作为示例，巡航状态可以对应于在从10000m到15000m的范围内的海拔处的标准大气条件，该海拔例如在从10000m到12000m的范围内，例如在从10400m到11600m（大约38000英尺）的范围内，例如在从10500m到11500m的范围内，例如在从10600m到11400m的范围内，例如在从10700m（大约35000英尺）到11300m的范围内，例如在从10800m至11200m的范围内，例如在从10900m到11100m的范围内，例如大约11000m。所述巡航状态可以对应于处于这些范围内的任何给定海拔处的标准大气条件。
仅作为示例，所述巡航状态可以对应于：前向马赫数为0.8；压力为23000Pa；并且温度为-55℃。
如本文中任何地方所使用的，“巡航”或“巡航状态”可以表示空气动力学设计点。这样的空气动力学设计点（或ADP）可以对应于风扇被设计成操作的状态（包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一个或多个）。例如，这可能表示风扇（或燃气涡轮发动机）被设计成具有最佳效率的状态。
在使用中，本文所描述和/或要求保护的燃气涡轮发动机可以在本文中其他地方限定的巡航状态下操作。这样的巡航状态可以通过飞机的巡航状态（例如，中期巡航状态）来确定，至少一个（例如，2个或4个）燃气涡轮发动机可以被安装到该飞机，以便提供推进推力。
技术人员将会理解的是，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面所描述的特征或参数都可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文所描述的任何特征或参数都可以应用于本文所描述的任何方面和/或与本文所描述的任何其他特征或参数结合。
附图说明
现在将参照附图仅通过示例的方式来描述实施例，附图中：
图1是燃气涡轮发动机的侧向剖视图；
图2是燃气涡轮发动机的上游部分的特写侧向剖视图；
图3是用于燃气涡轮发动机的齿轮箱的局部剖视图；
图4示意性地示出了用于燃气涡轮发动机的热交换器；
图5示意性地示出了用于燃气涡轮发动机的变型热交换器；
图6示意性地示出了用于燃气涡轮发动机的另一变型热交换器；以及
图7示意性地示出了用于燃气涡轮发动机的另一变型热交换器。
具体实施方式
图1图示了具有主旋转轴线9的燃气涡轮发动机10。发动机10包括空气进气口12和推进风扇23，该推进风扇23产生两个气流：核心气流A和旁路气流B。燃气涡轮发动机10包括接收核心气流A的核心11。发动机核心11沿轴向流动顺序包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。机舱21围绕燃气涡轮发动机10，并且限定了旁路涵道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路涵道22。风扇23经由轴26和行星齿轮箱30附接到低压涡轮19并通过该低压涡轮19来驱动。核心11和机舱21通过流线型的悬挂架8来附接到飞机的机翼6的下侧，该悬挂架8从机翼6的下侧向前延伸到核心11和机舱21上的附接点。在到达核心11时，悬挂架8延伸穿过旁路涵道22并在旁路涵道22中形成分叉。
在使用中，核心气流A被低压压缩机14加速和压缩，并被引入到高压压缩机15中，在那里进行进一步压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引入到燃烧设备16中，在那里它与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所产生的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前膨胀通过、并且由此驱动高压涡轮17和低压涡轮19，以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分的推进推力。行星齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇燃气涡轮发动机10的示例性布置结构。低压涡轮19（参见图1）驱动轴26，该轴26被耦接到行星齿轮装置30的太阳轮或太阳齿轮28。处于太阳齿轮28的径向外部并且与其相互啮合的是多个行星齿轮32，这些行星齿轮32通过行星架34耦接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使得每个行星齿轮32能够绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36耦接到风扇23，以便驱动其绕发动机轴线9的旋转。处于行星齿轮32的径向外部并且与其相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆39耦接到固定支撑结构24。
注意，如本文所使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可以相应地用于表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级（即，不包括风扇23）和/或通过在发动机中具有最低转速的互连轴26（即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴）连接在一起的涡轮和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可替代地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用这种替代命名法的情况下，风扇23可以被称为第一或最低压力的压缩级。
图3中通过示例的方式更详细地示出了行星齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一个都包括绕其周边的齿，以与其他齿轮相互啮合。然而，为清楚起见，图3中仅图示了这些齿的示例性部分。图示了四个行星齿轮32，但是对于技术人员将显而易见的是，在所要求保护的发明的范围内可以设置更多或更少的行星齿轮32。行星周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中作为示例图示的行星齿轮箱30是行星式的，这是因为行星架34经由连杆36耦接到输出轴，而环形齿轮38固定。然而，也可以使用任何其他合适类型的行星齿轮箱30。作为另一示例，行星齿轮箱30可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，而允许环形齿轮（或齿圈）38旋转。在这样的布置结构中，风扇23通过环形齿轮38来驱动。作为另一替代示例，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34二者都允许旋转。
将会理解的是，图2和图3中所示的布置结构仅是作为示例，并且各种替代方案都属于本公开的范围内。仅作为示例，任何合适的布置结构都可以被用于将齿轮箱30定位在发动机10中和/或用于将齿轮箱30连接到发动机10。作为另一示例，齿轮箱30与发动机10的其他部分（例如，输入轴26、输出轴和固定结构24）之间的连接（例如，图2示例中的连杆36、39）可具有任何期望程度的刚度或柔韧性。作为另一示例，可以使用发动机的旋转和固定部分之间（例如，齿轮箱的输入和输出轴与例如齿轮箱壳体之类的固定结构之间）的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构（上述）的情况下，技术人员将容易理解，输出和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常将不同于图2中作为示例所示的布置结构。
因此，本公开扩展到具有齿轮箱样式（例如，星形或行星）、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置的任何布置结构的燃气涡轮发动机。
可选地，所述齿轮箱可以驱动附加的和/或替代的部件（例如，中压压缩机和/或增压压缩机）。
可应用本公开的其他燃气涡轮发动机可以具有替代的构型。例如，这样的发动机可具有替代数量的压缩机和/或涡轮和/或替代数量的互连轴。作为另一示例，图1中所示的燃气涡轮发动机具有分流喷嘴20、22，这意味着通过旁路涵道22的流具有其自己的喷嘴，该喷嘴与核心发动机喷嘴20分开并处于核心发动机喷嘴20的径向外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用于如下发动机，即：其中，通过旁路涵道22的流和通过核心11的流在单个喷嘴之前（或上游）被混合或结合，该喷嘴可被称为混流喷嘴。一个或两个喷嘴（无论混流还是分流）可以具有固定或可变的区域（或面积）。在一些布置结构中，燃气涡轮发动机10可以不包括齿轮箱30。
燃气涡轮发动机10的几何形状及其部件由常规的轴系统限定，该轴系统包括轴向方向（其与旋转轴线9对准）、径向方向（沿图1中的底部到顶部方向）和周向方向（垂直于图1视图中的页面）。该轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。
齿轮箱30和发动机10的电气部件对发动机的冷却系统施加了相当大的冷却负担。因此，发动机10具有用于发动机流体的热交换器40，该热交换器40可以方便地安装到旁路涵道22内的悬挂架8，如图1中示意性地示出的。热交换器40在图4中示意性地示出，并且具有低温侧42，旁路气流B的转向部分在返回到旁路涵道22之前通过该低温侧42，并且该热交换器40具有多个（在该示例中为三个）高温侧44a-c，相应的发动机流体（其在该示例中为水基、油基和空气基的）流过该高温侧44a-c。方便地，热交换器40可以被构造为壳管式热交换器，其中，低温侧由多个管形成，这些管传送转向的旁路气流，并且高温侧44a-c由围绕这些管的相应的壳形成。发动机流体流过它们相应的壳，以将管浸入发动机流体流中。因此，这种类型的热交换器具有用于提取的热的纯粹的固态热流路径（即，所述管的壁），从而使得能够实现热交换器的紧凑形式。图4中显示了发动机流体的流入和流出的近似温度。
例如，水基流体可以是水/乙二醇溶液，其可被用于冷却电气部件，例如电机（电动机或发电机）和/或功率转换器等。这些电气部件可以被安装到发动机10的核心11，并且因此，相对于例如机舱安装的部件可能需要增强的冷却。油基流体可以是用于润滑发动机10并且特别是润滑齿轮箱30的润滑油。空气基流体可以是从低压压缩机14或高压压缩机15排出的压缩空气，并且用于发动机中，例如用于冷却另外的电气部件，和/或可被用于飞机中，例如用于除冰、机舱加压和装置的气动致动。因此，热交换器40是更宽泛的热交换系统的一部分，该热交换系统还包括用于发动机流体的流动的相应回路。特别地，每个回路都使相应的发动机流体在热交换器10的其高温侧44a-c与发动机的相应部件之间的闭合回路中流动，使得发动机流体可以作为用于该部件的冷却剂。
如图4中所示，高温侧44a-c可以串联布置，使得转向的旁路气流在它流过低温侧42时顺序地接收来自发动机流体的提取的热。然后，针对具有最高冷却需求的发动机流体（在该示例中为水基流体）的高温侧可以首先放置在系列中，而针对具有中间冷却需求的发动机流体（在该示例中为油基流体）的高温侧放置在系列中的第二位，并且针对具有最低冷却需求的发动机流体（在该示例中为空气基流体）的高温侧最后放置在系列中。
有利地，所述热交换器可以容易地适于适应不同的机身和不同的冷却负担。因此，图5示出了用于发动机的热交换器40的一种变型，其中，发动机润滑油和压缩空气具有增加的冷却负担，并且水/乙二醇溶液具有降低的冷却负担。热交换器的总体架构和位置不变，但是高温侧44b、44c的有效性以高温侧44a为代价而增加，从而导致发动机流体的一些流入和流出温度的变化。图6示出了用于“更电动”的发动机的热交换器40的另一变型，其中，中间高温侧44b被用于冷却用于另一电气部件冷却回路的水/乙二醇溶液，而不是冷却发动机润滑油。
为了提高热交换器40的容错性，热交换器的低温侧42和高温侧44a-c可以被复制为42'、44a-c'，如图7的另一变型中示意性地示出的，从而为每个发动机冷却回路提供冗余。更具体而言，每个发动机流体并行地流过两个高温侧44a、44a'；44b、44b'；44c、44c'。该并行流可以限于热交换器40，或者冗余可以扩展到更宽泛的热交换系统的冷却回路，即，使得对于每种发动机流体存在并行的闭环回路。
为了说明所述热交换器的效用及其在各种各样的平台上的适用性，考虑三种不同的发动机类型是有帮助的：
1）引气发动机（Bleed engine）。这是一种常规的发动机。发动机压缩空气的排放通过热交换器冷却到对在飞机周围分布而言安全的温度。用于飞机的液压流体也由发动机提供，并且电功率从发动机输送到飞机。对于常规的A/C飞机电气系统，电功率的水平可以是大约90kW（每个发动机）。所述电功率通常可以由在发动机上油冷却的两个电机来提供；
2）无引气发动机（Bleedless engine）。这是一种更现代的常规发动机，其中，没有引气从发动机被引导到飞机；而先前为气动的功能（例如，机翼防冰以及发动机启动和控制）现在是电动的。因此，由发动机提供的电功率的水平增加到例如大约330kW。但是，液压动力仍由发动机单独提供。电功率也可以仍然由通过发动机油冷却的电机来提供，但是这些电机具有相关联的功率转换器，该功率转换器可以位于机身中并且通过飞机冷水来冷却。电机和转换器之间的长线缆长度是不期望的，并且优选将转换器定位在发动机内或靠近发动机定位。然而，由于转换器随后将被发动机冷却，因此这增加了发动机冷却系统的负担。所述热交换器可以适应这种增加的负担，同时使用与引气发动机中相同的挂架构型；
3）全电飞机（AEA）发动机。飞机制造商（airframer）正在积极地开发AEA。在这样的飞机中，所有二级系统都是电气的。因此，可能需要由发动机提供的电功率的水平进一步增加到例如大约400kW，但是没有提供液压和气动流体。同样，所述热交换器可以适应用于电气部件的增加的冷却负担，同时使用与引气和无引气发动机中相同的挂架构型。
考虑这些发动机类型之间的转变：
• 引气和无引气。不同的飞机需要不同的电功率供应与排放压缩空气供应的比率，这取决于它们在从具有大的气动需求的常规引气到完全无引气的范围（spectrum）上所处的位置。所述热交换器为所有这些飞机及其发动机提供了共同的热管理平台；
• 无引气和AEA。从无引气到AEA的转变增加了电气系统的尺寸，但是比从引气到无引气要少。仅通过改进电机和转换器的冷却，可以增加电力系统的额定值（例如，从330kW到400kW）以足以能够实现这种转变。所述热交换器可以为实现这一点提供手段。例如，它可以适应用水/乙二醇冷却来替代发动机油冷却，水/乙二醇是比发动机油更有效的传热流体。
更一般而言，在现代和未来的发动机类型（即，无引气和AEA）中，由于在飞机水平的整体优化，所需的冷却量减少。因此，多余的冷却能力可被用于将电气装置定位在飞机的较热区域中。附加地或替代地，多余的冷却能力可以被重复用于其他发动机部件，从而减少在发动机水平的总体冷却负担。另一种选择是设计排除掉多余的冷却能力，从而减少通过热交换器转向的旁路气流的量，并且因此，提供燃料燃烧效益。所述热交换器与所有这些选择相容。
将会理解的是，本发明不限于上述实施例，并且在不脱离本文所描述的构思的情况下可以进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征都可以单独使用或与任何其他特征结合使用，并且本公开扩展到并且包括本文所描述的一个或多个特征的所有组合及子组合。

Claims (14)

1.一种用于涵道风扇燃气涡轮发动机的热交换器，所述热交换器包括低温侧和多个高温侧，所述热交换器被构造成使得热从流过所述高温侧的相应的发动机流体中被提取，并且被所述发动机的旁路气流的一部分接收，所述旁路气流的所述部分在通过风扇涵道时通过所述热交换器的所述低温侧转向，从而冷却所述发动机流体。
2.根据权利要求1所述的热交换器，其还被构造成使得所述低温侧使所述旁路气流的转向部分返回到所述风扇涵道。
3.根据权利要求1所述的热交换器，其用于安装到延伸穿过所述发动机的所述风扇涵道的悬挂架。
4.根据权利要求1所述的热交换器，其还包括用于提取的热的热流路径，所述热流路径从与所述发动机流体接触的所述高温侧的表面延伸到与所述旁路气流的所述转向部分接触的所述低温侧的表面，所述路径是完全固态的。
5.根据权利要求1所述的热交换器，其是壳管式热交换器，所述热交换器的所述低温侧由多个管形成，所述多个管传送所述旁路气流的所述转向部分，并且每个高温侧由相应的壳形成，所述相应的壳围绕所述管，并且相应的发动机流体流过所述相应的壳，使得所述管浸入所述发动机流体的流中。
6.根据权利要求1所述的热交换器，其特征在于，所述高温侧串联布置，使得所述旁路气流的所述转向部分在它流过所述低温侧时顺序地接收来自所述发动机流体的提取的热。
7.根据权利要求1所述的热交换器，其特征在于，所述多个高温侧被构造成接收两种或更多种不同的发动机流体。
8.根据权利要求1所述的热交换器，具有三个或更多个高温侧。
9.根据权利要求8所述的热交换器，其特征在于，所述三个高温侧的所述发动机流体相应地是水基、油基和空气基的，或者相应地是水基、水基和空气基的。
10.根据权利要求1所述的热交换器，其还包括所述低温侧和所述多个高温侧的复制体，使得每种发动机流体并行地流过两个高温侧。
11.一种热交换系统，包括根据前述权利要求中任一项所述的热交换器，并且还包括用于发动机流体的流动的相应回路，其中，每个回路都使相应的发动机流体在所述热交换器的所述相应的发动机流体的高温侧与发动机的相应部件之间的闭合回路中流动，所述相应的发动机流体作为用于所述部件的冷却剂。
12.根据权利要求11所述的热交换系统，其特征在于，所述部件中的两个或更多个是电气部件。
13.根据权利要求12所述的热交换系统，其特征在于，所述部件中的第一个部件是电机，并且所述部件中的第二个部件是电功率转换器。
14.一种涵道风扇燃气涡轮发动机，具有根据权利要求1至10中任一项所述的热交换器，或者具有根据权利要求11所述的热交换系统。
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